close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

Оценка летных характеристик устойчивости и управляемости сверхлегких воздушных судов методами летного эксперимента..pdf

код для вставкиСкачать
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА
серия Аэромеханика и прочность
2006
№ 97
УДК 629.795.015.3
ОЦЕНКА ЛЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК, УСТОЙЧИВОСТИ И
УПРАВЛЯЕМОСТИ СВЕРХЛЕГКИХ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ
МЕТОДАМИ ЛЕТНОГО ЭКСПЕРИМЕНТА
И.В. НИКИТИН
Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В.Г.
В статье дан анализ средств и методов, используемых для экспериментальных исследований и оценки соответствия летных характеристик, устойчивости и управляемости сверхлегких воздушных судов требованиям
летной годности.
Для определения аэродинамических характеристик сверхлегких воздушных судов (СВС)
наиболее широко используются два метода: метод продувки в аэродинамических трубах и метод
испытания на автомобильном стенде. Второй метод получил широкое распространение в связи с
развитием дельтапланеризма. Суть его сводится к установке на автомобиль специального устройства, на котором монтируется СВС, или его элемент и измерительная аппаратура. Воздействие воздушного потока на СВС достигается за счет движения автомобиля. При летных испытаниях самолетов и вертолетов широко используются различные методы и средства для экспериментального определения параметров полета и их летных характеристик. Применительно с СВС
такие методы и средства разработаны и описаны в работе [1]. Однако некоторые датчики, средства накопления и записи информации, использовавшиеся в работе [1], на сегодняшний день устарели, кроме этого появилось новое оборудование, использование которого позволяет существенно расширить возможности определения и записи параметров полета СВС, а также упростить
получение объективной информации о летных характеристиках, устойчивости и управляемости,
необходимой при сертификации СВС. На рис. 1. приведена принципиальная схема комплекса
измерительного оборудования (КИО) и регистрации параметров полета СВС, разработанного с
использованием современных средств определения и записи параметров полета СВС.
Рис. 1. Комплекс измерительного оборудования и регистрации параметров полета СВС
112
И.В. Никитин
Комплекс позволяет производить в реальном времени полностью, или частично измерения и запись параметров полета для всех классов моторных СВС. Для определения высоты
полета, воздушной скорости, вертикальной скорости, параметров внешней среды и двигателя
в комплексе используется электронный измерительный блок Stratomaster Ultra L. Может
также использоваться электронный измерительный блок Stratomaster Ultra НL, в который
включен еще и авиагоризонт. На дельталете углы крена и тангажа крыла и подвесной системы в общем случае не совпадают, поэтому используется два авиагоризонта: один для измерения углов тангажа и крена крыла, второй для измерения углов тангажа и крена подвесной
системы. Для измерения параметров траектории в земной системе координат и путевой скорости используется спутниковая навигационная система Garmin GPS 72. Размещение измерительного блока Stratomaster Ultra L и спутниковой навигационной системы Garmin GPS 72
на дельталете "Поиск-06" показано на рис. 2.
Рис. 2. Блок Stratomaster Ultra L и спутниковая навигационная система Garmin GPS 72
на дельталете "Поиск-06"
Для определения управляющих усилий пилота используется динамометрическая ручка
(ДМР). Динамометрическая ручка для дельталета, предложенная в работе [2], показана на
рис. 3.
ДМР дельталета позволяет производить измерение усилий пилота по тангажу и по крену,
а также момент управления Муу, создаваемый пилотом при повороте рулевой трапеции относительно оси Оу1.
Измерение угла атаки и угла скольжения осуществляется флюгерными датчиками. Для
измерения угла крена и тангажа используется электронный авиагоризонт AV-1.
Оценка летных характеристик, устойчивости и управляемости...
113
Рис. 3. Динамометрическая ручка для измерения усилий на рулевой трапеции дельталета
На рис. 4 представлена запись параметров полета дельталета "Поиск-06-14" с крылом
"Небо-14М": воздушной скорости полета V, вертикальной скорости Vy и высоты полета H,
определенных с помощью измерительного блока Stratomaster Ultra L. Скорость ветра у земли
равна нулю. На девяносто первой секунде дельталет начинает разбег. На 96-й секунде на
скорости Vотр = 65 км/час следует отрыв. Время разбега до отрыва 5 секунд, при этом средняя
величина ускорения jср составляет 3,61 м/с2. Длину разбега можно определить по формуле
Lp= V2 отр/2 jср .
В рассматриваемом случае длина разбега составила Lp=45 м. Время набора высоты 15
метров составляет около 4 секунд при средней скорости 70 км/час. Эти данные позволяют
оценить длину воздушного участка, который составляет Lв = 78 м. Взлетная дистанция определяется по формуле:
Lвзл = Lp+ Lв,
и составляет 123 м.
Время набора высоты 120 метров составляет 34 секунды, отсюда можно определить
среднюю величину вертикальной скорости Vycp = 3,53 м/с. Максимальное значение вертикальной скорости составило 4,1 м/с.
Минимальная скорость установившегося полета по прибору составила 67 км/час, а максимальная скорость установившегося полета 115 км/час. На 216-й секунде полета при выполнении пикирования была достигнута максимальная скорость 125 км/час. При этом вертикальная скорость снижения составила 6,7 м/с. Величина балансировочной скорости полета с
освобожденным управлением составила 80 км/час
На основе полученных данных может быть также определена вертикальная скорость
снижения и посадочная дистанция. Снижение и заход на посадку осуществлялись с 340 до
385 секунды. Средняя вертикальная скорость во время снижения составила 3,33 м/с, а ее
максимальное значение 5,5 м/с.
На рис. 5. представлены результаты определения основных параметров возмущенного
движения дельталета "Космос" при даче рулевой трапеции от себя. Анализ параметров продольного движения показывает, что дельталет имеет приемлемые характеристики движения.
Время затухания колебаний составляет около 20 секунд.
Усилия, потребные для вывода дельталета на предельно допустимый угол атаки, прямые.
Максимальное значение вертикальной перегрузки при продольном маневре составляет
1,4 g , минимальное значение 0,5 g. Разгон от скорости 17,2 м/с до скорости 20,5 м/c дельталет выполняет менее чем за 5 с.
Скорость, км/час
114
И.В. Никитин
135
130
125
120
115
110
105
100
95
90
85
80
75
70
65
60
55
50
45
40
35
30
25
20
15
10
5
0
5,0 80 90 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40
0
4,0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
Время, сек
3,0
Скороподъемность,м/с
2,0
1,0
0,0
80 90 100 110 120 130 140 150 160 170 180 190 200 210 220 230 240 250 260 270 280 290 300 310 320 330 340 350 360 370 380 390 400
-1,0
-2,0
-3,0
-4,0
-5,0
-6,0
-7,0
160
Время,сек
150
140
130
120
110
Высота, м
100
90
80
70
60
50
40
30
20
10
0
80 90 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40
0
0
0 0
0
0
0
0
0
0
0 0
0
0
0
0
0
0
0 0
0
0
0
0
0
0
0 0
0
0
0
Время, сек
Рис. 4. Запись основных параметров полета дельталета "Поиск-06" измерительным блоком
Stratomaster Ultra L
Оценка летных характеристик, устойчивости и управляемости...
115
Рис. 5. Параметры продольного движения дельталета "Космос"
при даче рулевой трапеции от себя
Из летного эксперимента могут быть определены балансировочные зависимости при
продольном управлении. При длительных режимах полет, как правило, выполняется на балансировочной скорости, и усилия на рулевой трапеции близки к нулю. Однако при уменьшении или увеличении скорости относительно ее балансировочного значения усилие на рулевой трапеции может значительно возрасти по своей абсолютной величине. Так, для дельталета "Космос" максимальные усилия при продольном управлении составили плюс 40 кгс и
минус 25 кгс, при управлении по крену ± 25 кгс.
На рис. 6 представлены основные параметры движения дельталета " Космос" с освобожденной в момент времени t = 0 с, рулевой трапецией. При движении с освобожденной
рулевой трапецией этот дельталет проявляет тенденцию к спиральному движению с увеличением угла крена.
В рассматриваемом случае в течение 11 секунд дельталет не проявляет тенденции к существенному увеличению крена. Это объясняется тем, что рулевая трапеция была освобождена при крене равном –10°, тогда как дельталет проявляет тенденцию к спиральному движению вправо. На 13 секунде, при увеличении угла крена до 30°, пилот вмешивается в
управление и устраняет крен. Угловая скорость крена не велика и не превышает 10 градусов
в секунду. Для сохранения угла крена от пилота не требуется энергичного вмешательства.
116
И.В. Никитин
Рис. 6. Параметры движения дельталета "Космос" при освобожденной рулевой трапеции
На рис. 7 представлены основные параметры движения дельталета "Космос" при выводе
его из разворота с креном одного знака и вводе в разворот с креном другого знака. Изменение крена по абсолютной величине составило 57°. Время выполнения маневра 7 с. Угловая
скорость крена не превышает 10 градусов в секунду.
Рис. 7 Параметры движения дельталета "Космос" при выводе его из разворота
с креном одного знака и вводе его в разворот с креном другого знака
На рис. 8. представлены основные параметры движения дельталета "Космос" при отказе
двигателя. Амплитуда изменения угла атаки в начальный период составляет 5°. В диапазоне
Оценка летных характеристик, устойчивости и управляемости...
117
эксплуатационных углов исключается возможность выхода дельталета за эксплуатационные
ограничения. Дельталет не проявил тенденций к неуправляемому сваливанию на крыло.
Рис. 8. Параметры движения дельталета "Космос" при отказе двигателя
ЛИТЕРАТУРА
1. Никитин И.В. Разработка и обоснование основных технических требований к мотодельтапланам с учетом особенностей эксплуатации: Дисс. на соискание уч. степ. канд. техн. наук. – М.; МИИГА, 1986.
2. Никитин И.В., Корниюк П.В., Чернигин О.Е. Динамометрическая ручка дельтаплана. Авторское свидетельство №1369156, 1987.
ESTIMATION OF FLIGHT CHARACTERISTICS, STABILITY AND CONTROLLABILITIES OF
ULTRALIGHT AIR COURTS METHODS OF FLIGHT EXPERIMENT
Nikitin I.V.
In article the analysis of means and methods used for experimental researches and an estimation of conformity of
flight characteristics is given, to stability and controllability of ultralight air courts to requirements of the flight validity.
Сведения об авторе
Никитин Игорь Валентинович, 1953 г.р., окончил МИИ ГА (1979), ведущий научный сотрудник МГТУ ГА, кандидат технических наук, пилот эксперт-испытатель СЛА, автор свыше 80 научных
работ, область научных интересов – сверхлегкая авиация, проектирование и конструкция, область и
эффективность применения сверхлегких воздушных судов, аэродинамика и динамика полета, методы
испытаний.
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа